RU2283795C1 - Multi-purpose vertical takeoff and landing aircraft - Google Patents

Abstract

FIELD: aeronautical engineering.

SUBSTANCE: proposed aircraft is made according to flying eing configuration. Aircraft has fuselage 1, wing 2, power plant with two engines located in nacelles 3, three tilt propellers in channels 10 equipped with tilt units and V-shaped tail unit 4. Wing 2 has W-shaped form in plan with outer panels of different sizes: swept-forward outer panel 7 and swept-back outer panel 8. Two tilt propellers are mounted in front of V-shaped bends in plan of leading edge of swept-forward outer panels 7 of wing 2 and one tilt propeller is mounted between nacelles 3 in rear part of wing 2. Lateral sides of trapezoidal form in plan of control surface 17 are made in form of extension of trailing edge of swept-forward outer panel 7 of wing 2.

EFFECT: reduction of induced drag of propeller-wing system; enhanced aerodynamic property; improved takeoff and landing characteristics; ease in longitudinal control.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП) с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов и самолетов, базирующихся как на суше, так и на кораблях.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of convertible rotorcraft of vertical take-off and landing (VTOL) with rotary propellers that combine the features of helicopters and aircraft based both on land and on ships.

Известен СВВП мод. "Хиллер 1045" (США) [1, стр.173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и поворотными его консолями с тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу с соответствующим их отклонением от горизонтального положения, силовую установку, включающую два двигателя с редукторами, расположенные в гондолах на консолях под крылом, трансмиссию с системой валов и хвостовое оперение с рулевыми соосными винтами продольного управления на вертолетных режимах полета.Known VTOL mod. "Hiller 1045" (USA) [1, p. 173], containing a monoplane with a highly located wing and its rotary consoles with pulling screws, creating horizontal and vertical traction with their corresponding deviation from the horizontal position, a power plant including two motors with gears, located in gondolas on consoles under the wing, a transmission with a system of shafts and a tail unit with coaxial steering screws for longitudinal control in helicopter flight modes.

Признаки, совпадающие, - наличие поворотных элементов крыла с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную с соответствующим их отклонением совместно с консолью крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, два главных и один рулевой винты.Signs that coincide are the presence of rotary elements of the wing with pulling screws that convert horizontal thrust to vertical with their corresponding deviation together with the wing console upward from a horizontal position by an angle of 90 °, the range of rotation of the wing is from 0 ° to + 100 °, the rotation of the screws is synchronizing , small elongation wing, two main and one tail rotor.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильностью управления и ограничивает возможность палубного базирования.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever arrangement of the rotary elements of the wing with the engine, gearbox and screws determines a structurally complex straight wing, equipped with upper and lower skin panels and equipped with a complex system of rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability . The second is that the rotary elements of the wing with screws, with an increase in its angle of attack during transient flight modes, create a risk of flow stall on the wing until the screws create the necessary lift, which reduces reliability and safety. The third one is that the tail rotors of the longitudinal control, made of three-blade with variable pitch, are installed in the rear of the fuselage and mounted on the tail folding beam. This complicates the design and determines the use of a special integrating control device, which during transitional flight modes, taking into account possible stall flow on the wing, does not provide sufficient control stability and limits the possibility of deck based.

Известен СВВП мод. "Скиммер XF5U-1" (США) [1, стр.86], представляющий собой летающее крыло почти круглое в плане, на концах которого смонтированы вынесенные вперед гондолы с тянущими винтами, обеспечивающие взлет и посадку при его вертикальном положении и создающие горизонтальную тягу на самолетных режимах полета, содержит фюзеляж, незначительно выступающий за переднюю кромку крыла, силовую установку, включающую два двигателя, расположенные в обтекателях, выступающих за обводы крыла, трансмиссию с синхронизирующим валов, двухкилевое оперение и шасси, убирающееся, трехопорное с хвостовой опорой.Known VTOL mod. "Skimmer XF5U-1" (USA) [1, p. 86], which is a flying wing that is almost round in plan, at the ends of which are mounted forward gondolas with pulling screws that provide takeoff and landing when it is upright and creates horizontal traction on airplane flight regimes, contains a fuselage slightly protruding beyond the leading edge of the wing, a power plant including two engines located in fairings protruding from the wing contours, a transmission with synchronizing shafts, a two-tail plumage and a retractable landing gear I, tricycle with tail support.

Признаки, совпадающие, - наличие на концах летающего крыла гондол с тянущими винтами, создающими вертикальную тягу при соответствующем их вертикальном положении и горизонтальную тягу при самолетных режимах полета, вращение винтов, синхронизирующее, избыточная тяговооруженность, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе и создающая большой диапазон скоростей его полета от 65 до 900 км/час, шасси трехопорное, убирающееся.Signs that coincide are the presence of gondolas at the ends of the flying wing with pulling screws that create vertical thrust when their vertical position is appropriate and horizontal thrust during airplane flight modes, rotation of the screws, synchronizing, excessive thrust-weight ratio, ensuring continued flight on one working engine and creating a large its flight speed range is from 65 to 900 km / h, the tricycle landing gear is retractable.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертикальное положение фюзеляжа при вертолетных режимах взлета и посадки должно было обеспечиваться с помощью специальной стартовой площадки, при этом задняя часть крыла вместе с горизонтальным оперением должны быть отклоняющимися. Это усложняет конструкцию и управление на переходных режимах полета. Вторая - это то, что консольное расположение вынесенных вперед гондол с тянущими винтами большого диаметра, создает значительное сопротивление и предопределяет конструктивно сложное круглое в плане крыло с двумя элевонами, расположенными с обеих его сторон, и в конечном итоге, ограничение КПД и его аэродинамического качества. Кроме этого при отсутствии стартовой площадки вертикального взлета и посадки возможно использование убирающегося шасси, обеспечивающего взлет СВВП под углом 40° к взлетно-посадочной полосе с коротким разбегом и его посадку с очень малым пробегом, что также ограничивает и его базирование на кораблях.Reasons that impede the task: the first is that the vertical position of the fuselage during helicopter takeoff and landing should have been provided using a special launch pad, while the rear of the wing, along with the horizontal tail, should be deflected. This complicates the design and management of transient flight conditions. The second is that the cantilever arrangement of the forward-mounted nacelles with large-diameter pulling screws creates significant resistance and predetermines a structurally complex round wing in plan with two elevons located on both sides of it, and ultimately, the limitation of efficiency and its aerodynamic quality. In addition, in the absence of a launching pad for vertical take-off and landing, it is possible to use a retractable landing gear that provides for VTOL take-off at an angle of 40 ° to the runway with a short take-off and its landing with a very low mileage, which also limits its base on ships.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является СВВП мод. "Белл X-22А" (США) [1, стр.52], содержащий моноплан с расположенными тандемом крыльями, имеющими по меньшей мере три поворотных винта в каналах, оснащенные узлами поворота и создающие вертикальную тягу и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задний связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа на верхней части заднего крыла и расположенные в конце хвостовой части, вертикальное оперение и шасси, убирающееся, трехопорное с носовой и главными опорами.Closest to the proposed invention is the VTOL mode. "Bell X-22A" (USA) [1, p. 52], containing a monoplane with tandem-mounted wings, having at least three rotary screws in the channels, equipped with turning units and creating a vertical thrust and a corresponding deviation of horizontal thrust, and equipped with their center on horizontal stiffeners with screw reducers, of which the front and rear are connected by connecting shafts with two intermediate T-shaped reducers driven by a power plant, including at least two main engines installed in the nacelle x on both sides of the longitudinal axis of the fuselage on the upper part of the rear wing and located at the end of the tail, vertical tail and landing gear, retractable, tricycle with bow and main supports.

Признаки, совпадающие, - наличие по меньшей мере трех тандемно расположенных поворотных кольцевых канала, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°. снабженных тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90° и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах на верхней части заднего крыла и расположенные по бокам от продольной оси фюзеляжа, вертикальное оперение и трехопорное шасси, убирающееся.Signs that coincide are the presence of at least three tandemly located rotary annular channels having a rotation range from -5 ° to + 95 °. equipped with pulling screws that create horizontal and vertical traction corresponding to their deviation from the horizontal position at an angle of 90 ° and equipped with screw reducers in their center on stiffeners. The latter are connected by connecting shafts to two intermediate T-shaped gearboxes driven by a power plant, which includes at least two main engines installed in nacelles on the upper part of the rear wing and located on the sides of the longitudinal axis of the fuselage, vertical tail and retractable landing gear.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение тандемом крыльев соответственно переднего и заднего, снабженных на консолях четырьмя тянущими винтами в поворотных кольцевых каналах, при вертикальном взлете предопределяет удаленное расположение линий их вертикальной тяги от центра масс самолета, что снижает стабильность управления на переходных режимах полета; вторая - при самолетных режимах полета линии горизонтальной тяги левой и правой групп тянущих винтов имеют значительное перекрытие задних винтов передними и ухудшение при этом взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета СВВП, для их улучшения необходима установка передних и задних поворотных кольцевых каналов под углом соответственно +2° и -3°, что в последствии усложняет управление на переходных режимах полета; третья - это то, что удаленное расположение линий горизонтальной тяги винтов от оси симметрии увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло, снижает аэродинамическое качество и осложняет управление как на самолетных, так и на переходных режимах полета. Все это и предопределяет в совокупности ограничение возможности его палубного базирования.Reasons that impede the task: the first is that the tandem placement of the front and rear wings, respectively, equipped with four pulling screws on the consoles in the rotary annular channels, during vertical takeoff determines the remote location of their vertical thrust lines from the center of mass of the aircraft, which reduces control stability in transient flight modes; the second - in airplane flight modes, the horizontal thrust lines of the left and right groups of pulling screws have a significant overlap of the rear propellers with the front and deterioration of the take-off and landing characteristics in the airplane's flight modes of the VTOL aircraft; to improve them, the front and rear rotary annular channels must be installed at an angle respectively + 2 ° and -3 °, which subsequently complicates the management of transient flight modes; the third is that the remote location of the horizontal lines of propeller thrust from the axis of symmetry increases the inductive resistance of the screw-wing system, reduces aerodynamic quality and complicates control in both airplane and transient flight modes. All this predetermines the aggregate limitation of the possibility of its deck-based.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном СВВП выполнения его по схеме летающего крыла, обеспечения возможности сближения линий горизонтальной тяги винтов с продольной осью фюзеляжа и способности сохранения устойчивости и управляемости на малых скоростях и на критических углах атаки, повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов, уменьшения индуктивного сопротивления системы винт-крыло и улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета, упрощения продольного управления на переходных режимах полета и обеспечения возможности базирования как на суше, так и на кораблях.The present invention solves the problem in the aforementioned known VTOL aircraft of performing it according to the flying wing scheme, providing the possibility of convergence of the horizontal lines of propeller thrust with the longitudinal axis of the fuselage and the ability to maintain stability and controllability at low speeds and at critical angles of attack, increase aerodynamic efficiency in all areas of flight modes reducing inductance of the propeller-wing system and improving take-off and landing performance in airplane flight modes, simplifying the longitudinal full control over transient flight modes and providing the possibility of basing both on land and on ships.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СВВП, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по схеме летающего крыла W-образной формы в плане, имеет по обе стороны от продольной оси фюзеляжа точки пересечения, образуемые передней кромкой разновеликих консолей крыла соответственно обратной и прямой стреловидности, размещенные вдоль поперечной оси горизонтальных ребер жесткости передних кольцевых каналов, на расстоянии, обеспечивающим свободный поворот последних в V-образных в плане изломах крыла, образованных передней кромкой консолей обратной стреловидности и боковыми сторонами ромбического в плане наплыва, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа, меньшие консоли крыла прямой стреловидности выполнены с возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов консолей крыла обратной стреловидности, как на положительные, так и отрицательные углы, задняя часть крыла, расположенная между гондолами и образованная задней кромкой консолей обратной стреловидности, выполнена в виде усеченного в плане треугольника, оснащенного сегментно-образным проемом, хорда которого размещена на усеченной стороне последнего и выполнена равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, смонтированного в проеме и снабженного на выходе и входе соответственно трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности и соответствующим по площади сегментно-образным элементом крыла, перекрывающим при создании его винтами горизонтальной тяги ответную часть проема, при этом его высота, необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, определяется из соотношения:Distinctive features of the invention from the aforementioned known VTOL, which is closest to it, are the fact that it is made according to a W-shaped flying wing pattern in plan, has intersection points on both sides of the longitudinal axis of the fuselage formed by the leading edge of different-sized wing consoles respectively, reverse and direct sweep, placed along the transverse axis of the horizontal stiffeners of the front annular channels, at a distance that provides the free rotation of the latter in V-shaped in terms of the kinks of the wing formed by the leading edge of the cantilevers of the reverse sweep and the lateral sides of the rhombus in terms of the influx, the large diagonal of which is coaxial to the longitudinal axis of the fuselage, the smaller cantilevers of the wing of the direct sweep are made with the possibility of their deflection in the vertical plane relative to the chords of the kinks of the cantilevers of the wing of the sweep positive and negative angles, the rear part of the wing, located between the nacelles and formed by the trailing edge of the consoles backward arrows of the bottom, made in the form of a truncated plan of the triangle, equipped with a segment-shaped aperture, the chord of which is placed on the truncated side of the latter and is made equal to the outer diameter of the rear annular channel mounted in the aperture and provided at the exit and inlet respectively with a trapezoidal shape in terms of the steering surface, side the sides of which are made in the form of a continuation of the trailing edge of the consoles of the reverse sweep and corresponding in area segment-shaped wing element, overlapping when giving it screws horizontal traction reciprocal part of the opening, while its height necessary for the free rotation of the rear annular channel is determined from the ratio:

Н=D/2+b-z, мм,N = D / 2 + b-z, mm,

где Н - высота сегментно-образного проема, необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, но не менее Н=D/2, мм;where H is the height of the segment-shaped opening necessary for the free rotation of the rear annular channel, but not less than H = D / 2, mm;

D - наружный диаметр заднего кольцевого канала;D is the outer diameter of the rear annular channel;

b - расстояние от торца выхода заднего кольцевого канала до поперечной горизонтальной оси его поворота;b is the distance from the exit end face of the rear annular channel to the transverse horizontal axis of rotation;

z - установочная величина зазора между задней кромкой крыла и торцом выхода заднего кольцевого канала, но не менее z=0 и не более z=b соответственно при максимальном и минимальном сближении линии вертикальной тяги винтов с центром масс.z is the installation value of the gap between the trailing edge of the wing and the exit end face of the rear annular channel, but not less than z = 0 and not more than z = b, respectively, with the maximum and minimum approximation of the vertical line of propeller thrust with the center of mass.

Благодаря наличию этих признаков на вертолетных режимах полета повышается стабильность продольного управления и обеспечивается возможность парирования пикирующего момента на переходных режимах полета. Кроме этого осуществляется сближение линий горизонтальной тяги винтов с продольной осью фюзеляжа. Это позволяет уменьшить индуктивное сопротивление системы винт-крыло и повысить аэродинамическое качество СВВП, представляющего собой летающее крыло W-образной формы в плане с разновеликими консолями соответственно обратной и прямой стреловидности, при этом последняя снабжена возможностью отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов большей консоли обратной стреловидности как на отрицательные, так и положительные углы, поворотные кольцевые каналы, смонтированные по схеме 2+1, соответственно, передних двух кольцевых каналов перед V-образными изломами в плане передней кромки консолей обратной стреловидности крыла и заднего кольцевого канала, смонтированного между гондолами в задней части крыла на плоскости усеченной треугольной формы в плане, образованной задними кромками консолей обратной стреловидности и снабженной сегментно-образным проемом, обеспечивающим свободный его поворот и имеющим хорду, расположенную на усеченной задней кромке крыла и выполненную равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, оснащенного на входе и выходе соответственно сегментно-образным в плане элементом крыла, перекрывающим соответствующий по площади проем и трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности крыла. Все это повышает универсальность в управлении и обеспечивает возможность базирования как на суше, так и на корабле.Due to the presence of these signs in helicopter flight modes, the stability of the longitudinal control is increased and the possibility of countering the diving moment in transitional flight modes is provided. In addition, the horizontal lines of propellers are drawn closer to the longitudinal axis of the fuselage. This makes it possible to reduce the inductive reactance of the screw-wing system and increase the aerodynamic quality of the VTOL, which is a W-shaped flying wing in plan with different consoles, respectively, of the reverse and direct sweep, while the latter is equipped with the ability to deflect in the vertical plane relative to the chords of the fractures of the larger console of the reverse sweep both negative and positive angles, rotary annular channels mounted according to the 2 + 1 scheme, respectively, of the front two annular channels in front of the V-shaped kinks in terms of the leading edge of the wing reverse sweep consoles and the rear annular channel mounted between the nacelles in the rear part of the wing on a plane of truncated triangular shape in the plan formed by the rear edges of the reverse sweep consoles and provided with a segment-shaped opening that provides its free turning and having a chord located on the truncated trailing edge of the wing and made equal to the outer diameter of the rear annular channel, equipped with an input and output e, respectively, with a segmented-winged wing element overlapping an opening of a corresponding area and a trapezoidal shape in plan of the steering surface, the sides of which are made in the form of a continuation of the trailing edge of the wing sweep consoles. All this increases the versatility in management and provides the possibility of basing both on land and on the ship.

Предлагаемое изобретение многоцелевого СВВП иллюстрируется чертежом.The present invention is a multi-purpose VTOL illustrated in the drawing.

На чертеже изображен многоцелевой СВВП общий вид сбоку и сверху с условным расположением винтов в поворотных кольцевых каналах передних и заднего соответственно на вертолетных и самолетных режимах полета.The drawing shows a multi-purpose VTOL general view from the side and top with the conditional arrangement of the screws in the rotary annular channels of the front and rear, respectively, in helicopter and aircraft flight modes.

Многоцелевой СВВП, представленный на чертеже, выполнен по схеме летающего крыла и содержит очень короткий выпуклый фюзеляж 1, незначительно выступающий за обводы крыла 2 и его переднюю кромку, силовую установку, включающую два двигателя, расположенные в обтекаемых гондолах 3, выступающих за обводы и за заднюю кромку крыла 2 и V-образное хвостовое оперение 4 с рулевыми поверхностями 5, смонтированное на обтекаемых гондолах 3, в нижней части которых по внешним их бортам для повышения путевой устойчивости установлены под крылом два дополнительных киля 6. Крыло 2 W-образной формы в плане, выполненное с ламинизированным профилем, снабжено разновеликими консолями соответственно обратной 7 и прямой 8 стреловидности, которые оснащены рулевыми поверхностями 9, работающими в режиме закрылок-элеронов. При этом консоли прямой 8 стреловидности снабжены возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд излома больших консолей обратной 7 стреловидности как на положительные, так и отрицательные углы, позволяющие изменять необходимую устойчивость и достаточный прирост подъемной силы соответственно при крейсерском полете и полете вблизи земли. Кроме этого для улучшения управляемости СВВП и обеспечения палубного его базирования с возможностью эксплуатации на кораблях, консоли прямой 8 стреловидности выполнены соответственно выдвинутыми вперед и складывающимися вдоль хорд изломов консолей обратной 7 стреловидности, оснащенных вдоль последних аэродинамическими гребнями (не показаны). Точки пересечения А и В, образуемые в правой и левой части крыла 2, передних кромок консолей соответственно обратной 7 и прямой 8 стреловидности размещены вдоль или на поперечной оси А-В горизонтальных ребер жесткости передних поворотных кольцевых каналов 10 с тянущими винтами 11 на достаточном расстоянии от изломов передней кромки консолей обратной 7 стреловидности и от боковых сторон фюзеляжа 1, обеспечивающим свободный их поворот на центральных 12 узлах поворота. Последние смонтированы в боковых сторонах ромбического в плане наплыва 13, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа 1, имеющего обводы плавного перехода и сопряжения с наплывом 13 и образующего с ним единую конструкцию. При этом большие стороны наплыва 13 прямой стреловидности, плавно переходящие в консоли крыла обратной 7 стреловидности, образуют V-образные в плане изломы ее передней кромки. В задней части крыла 2 на плоскости усеченной треугольной формы в плане, образованной задними кромками консолей обратной 7 стреловидности и расположенной между гондолами 3, размещен сегментно-образный вырез, проем которого перекрывается соответствующим по площади сегментно-образным элементом 14 крыла, смонтированным на входе заднего поворотного кольцевого канала 15. Последний с двумя соосными толкающими винтами 16, смонтированный соответственно на диаметрально расположенных боковых 18 узлах поворота, размещен соосно продольной оси фюзеляжа 1 и снабжен на выходе трапециевидной формы рулевой поверхностью 17, боковые стороны которой являются продолжением задней кромки консоли обратной 7 стреловидности. При этом боковые узлы поворота 18 смонтированы соосно горизонтальному ребру жесткости кольцевого канала 15 (не показаны), единая поперечная ось которых размещена перпендикулярно продольной оси фюзеляжа и расположена в плоскости средней линии крыла 2. Поворот кольцевых каналов 10 и 15 осуществляется с помощью гидромеханических приводов. Воздушные винты 11 и 16, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, угле- и стеклопластиковые, установлены в обтекателях на горизонтальных ребрах жесткости их кольцевых каналов. В обтекателе, имеющего спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей, установлен редуктор винта. Двигатели (например, газотурбинные с задним выводом вала, не показаны), расположенные в гондолах 3 по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, установлены с максимальной их простотой обслуживания и эксплуатации. Передача крутящего момента от двигателей к редукторам винтов тянущих и толкающих, смонтированным соответственно в центре поворотных кольцевых каналов 10 и 15 на их горизонтальных ребрах жесткости, осуществляется от промежуточных Т-образных редукторов (не показаны) посредством системы соединительных валов и синхронизирующего вала. Последний с муфтой сцепления (не показаны), смонтированный внутри горизонтального ребра жесткости кольцевого канала 15, обеспечивает привод всех четырех винтов, включая два соосных, при отказе одного из двух двигателей. Избыточная тяговооруженность двигателей, обеспечивающая продолжение полета при любом промежуточном положении поворотных кольцевых каналов 10 и 15 во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки, тем самым повышает безопасность полетов. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла 2 потоком от тянущих винтов 11 левые винты вращаются по часовой стрелке в направлении полета, а правые - против часовой стрелки, при этом соосные толкающие винты 16 имеют взаимно противоположное вращение. Последнее исключает реактивный момент и повышает эффективность винтовой группы. С целью обеспечения возможности малозаметности СВВП, а также уменьшения у него эффективной поверхности рассеивания радиоизлучения и повышения его поглощения при облучении с передних ракурсов, фюзеляж 1 снабжен несильно выраженным носовым уплощением 19, являющимся продолжением боковых сторон ромбического в плане наплыва 13, и создающим с последним высокие несущие свойства при маневрировании на больших углах атаки без сваливания в штопор. Для уменьшения заметности СВВП в инфракрасном диапазоне, выходные срезы сопел газотурбинных двигателей несильно удалены от задней кромки консолей обратной стреловидности 7, при этом их выхлопы ограничены и с боков, соответственно, снизу и сверху двумя дополнительными килями 6 и двумя трапециевидными поверхностями хвостового оперения 4, образующими V-образную конфигурацию. Шасси, убирающееся, трехопорное. Главные боковые опоры с колесами 20 убираются в гондолы 3, а носовая опора с колесом 21 убирается в фюзеляж 1.Multipurpose VTOL, shown in the drawing, is made according to the scheme of a flying wing and contains a very short convex fuselage 1, slightly protruding beyond the contours of the wing 2 and its front edge, a power plant including two engines located in streamlined nacelles 3, protruding beyond the contours and behind wing edge 2 and a V-shaped tail unit 4 with steering surfaces 5 mounted on streamlined nacelles 3, in the lower part of which, on their outer sides, two additional under-wing are installed under the wing of the keel 6. Wing 2 W-shaped in plan, made with a laminated profile, equipped with different consoles respectively 7 reverse and 8 straight sweep, which are equipped with steering surfaces 9, operating in the flap-ailerons mode. In this case, the straight 8 sweep consoles are equipped with the possibility of their deflection in the vertical plane relative to the chords of fracture of the large reverse 7 sweep consoles, both positive and negative angles, which allow changing the necessary stability and a sufficient increase in lifting force, respectively, when cruising and flying near the ground. In addition, to improve the controllability of the VTOL aircraft and ensure that it is deck-based with the possibility of operation on ships, the straight 8-sweep consoles are respectively forward-forward and folding along the chords of the fractures of the reverse 7 sweep consoles equipped along the last aerodynamic ridges (not shown). The intersection points A and B, formed on the right and left parts of the wing 2, the front edges of the consoles, respectively, reverse 7 and straight 8 sweep are placed along or on the transverse axis AB of horizontal stiffeners of the front rotary annular channels 10 with the pulling screws 11 at a sufficient distance from kinks of the leading edge of the consoles of the reverse 7 sweeps and from the sides of the fuselage 1, ensuring their free rotation on the central 12 nodes of rotation. The latter are mounted on the sides of the rhombic in terms of influx 13, a large diagonal of which is located coaxially to the longitudinal axis of the fuselage 1, having the contours of the smooth transition and interface with the influx 13 and forming a single structure with it. In this case, the large sides of the influx of 13 direct sweep, smoothly passing in the console of the wing of the reverse 7 sweep, form V-shaped in terms of fractures of its leading edge. In the rear part of the wing 2 on the plane of a truncated triangular shape in plan formed by the trailing edges of the cantilevers of the reverse 7 sweep and located between the nacelles 3, a segment-shaped cutout is located, the opening of which is overlapped by a corresponding segment-shaped wing element 14 mounted at the entrance of the rear rotary annular channel 15. The latter with two coaxial pushing screws 16, mounted respectively on diametrically located lateral 18 turning nodes, is placed coaxially with the longitudinal axis of the fusel Ms 1 and is provided at the output of the steering trapezoidal surface 17, the sides of which are a continuation of the trailing edge of the console 7 reverse sweep. In this case, the lateral turning nodes 18 are mounted coaxially with the horizontal stiffener of the annular channel 15 (not shown), the single transverse axis of which is placed perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage and is located in the plane of the midline of the wing 2. The rotation of the annular channels 10 and 15 is carried out using hydromechanical drives. Propellers 11 and 16, with the ability to change the speed of rotation, are made of three-bladed, trapezoidal blades in plan, carbon and fiberglass, mounted in fairings on horizontal stiffeners of their annular channels. In a cowl having a front coke with a wide range of variation in the angles of installation of the blades, a screw gear is installed. Engines (for example, gas turbines with rear shaft output, not shown) located in the nacelles 3 on both sides of the longitudinal axis of the fuselage 1 are installed with their maximum ease of maintenance and operation. The transmission of torque from the motors to the pulling and pushing screw reducers mounted respectively in the center of the rotary annular channels 10 and 15 on their horizontal stiffeners is carried out from intermediate T-shaped gearboxes (not shown) by means of a system of connecting shafts and a synchronizing shaft. The latter with a clutch (not shown), mounted inside the horizontal stiffener of the annular channel 15, provides the drive of all four screws, including two coaxial ones, in the event of failure of one of the two engines. The excessive thrust-to-weight ratio of the engines, which ensures continued flight at any intermediate position of the rotary annular channels 10 and 15 during the transition mode, creates the possibility of a flight or emergency landing, thereby increasing flight safety. To eliminate the gyroscopic effect and provide a smoother flow around the wing 2 from the pulling screws 11, the left screws rotate clockwise in the direction of flight, and the right ones counterclockwise, while the coaxial pushing screws 16 have a mutually opposite rotation. The latter eliminates the reactive moment and increases the efficiency of the screw group. In order to ensure the ability of the VTOL to be stealthy, as well as to reduce its effective surface of dispersion of radio emission and increase its absorption when irradiated from the front angles, the fuselage 1 is equipped with a slightly pronounced nose flattening 19, which is an extension of the lateral sides of the rhombic in terms of influx 13, and creating high load-bearing properties when maneuvering at large angles of attack without stalling. To reduce the visibility of VTOL in the infrared range, the output sections of the nozzles of gas turbine engines are slightly removed from the trailing edge of the cantilever arms 7, while their exhausts are also limited from the sides, respectively, from below and from above by two additional keels 6 and two trapezoidal tail surfaces 4, forming V-shaped configuration. Chassis, retractable, tricycle. The main side supports with wheels 20 are retracted into the nacelles 3, and the nose support with the wheel 21 is retracted into the fuselage 1.

Перед вертикальным взлетом, посадкой или висением поворотные кольцевые каналы 10 и 15 отклоняются от горизонтального положения соответственно вверх и вниз и поворачиваются по часовой стрелке. Для улучшения продольной устойчивости СВВП увеличение угла поворота его кольцевых каналов 10 и 15 может при необходимости сопровождаться одновременным отклонением рулевых поверхностей 5 и 9. После установки всех трех кольцевых каналов 10 и 15 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной тяги их соответственно винтов тянущих 11 и толкающих 16 осуществляется возможность вертолетных режимов полета. При этом рулевые поверхности 5 и 9 при необходимости продолжают отклоняться на соответствующий отрицательный угол, парирующий пикирующий момент и обеспечивающий возможность вертикального взлета, посадки или висения. С приближением к поверхности земли или палубы и при полете вблизи них трехлопастные винты 11 и 16 соответственно в поворотных кольцевых каналах 10 и 15 образуют под СВВП область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их КПД. Кольцевые каналы 10 и 15 поворачиваются на угол 90° и 35° соответственно при вертикальном взлете и взлете с коротким разбегом. Для соответствующей посадки на поверхность земли или палубы корабля используются соответственно колеса 20 и 21, убирающегося шасси.Before vertical take-off, landing or hovering, the rotary annular channels 10 and 15 deviate from the horizontal position, respectively, up and down and rotate clockwise. To improve the longitudinal stability of the VTOL aircraft, an increase in the angle of rotation of its annular channels 10 and 15 may, if necessary, be accompanied by a simultaneous deviation of the steering surfaces 5 and 9. After installing all three annular channels 10 and 15 in a vertical position along the vertical lines of their respectively pulling screws 11 and pushing 16 the possibility of helicopter flight modes. In this case, the steering surfaces 5 and 9, if necessary, continue to deviate to the corresponding negative angle, parrying the diving moment and providing the possibility of vertical take-off, landing or hovering. When approaching the surface of the earth or deck and when flying near them, the three-bladed propellers 11 and 16, respectively, in the rotary annular channels 10 and 15 form a compressed air region under the VTOL, creating an air cushion effect and thereby increasing their efficiency. The annular channels 10 and 15 rotate through an angle of 90 ° and 35 °, respectively, with vertical take-off and take-off with a short take-off. For appropriate landing on the surface of the earth or the deck of the ship, respectively, wheels 20 and 21 are used, retractable landing gear.

Управление СВВП обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага винтов тянущих 11 и толкающих 16 и отклонением рулевых поверхностей 5, 9 и 17, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При этом в крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и винтами 11 и 16, на режиме висения только винтами, на режиме перехода - крылом и винтами.The VTOL control is provided by the general and differential change in the pitch of the screws pulling 11 and pushing 16 and the deviation of the steering surfaces 5, 9 and 17 working in the area of active blowing of these screws. At the same time, in cruising flight, the lifting force is created by wing 2 and screws 11 and 16, in the hover mode only by screws, in the transition mode - by the wing and screws.

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление СВВП осуществляется путем изменения шага пары тянущих 11 и соосных толкающих 16 винтов, поперечное управление - изменением шага левого и правого винтов тянущих 11, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных винтов тянущих 11 и толкающих 16.In vertical take-off, landing and hovering, the VTOL longitudinal control is carried out by changing the pitch of the pair of pulling 11 and coaxial pushing 16 screws, lateral control - by changing the pitch of the left and right screws of pulling 11, directional control - by changing the torques of the diagonally located screws of pulling 11 and pushing 16.

После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета убираются колеса 20 и 21 и три поворотных кольцевых канала 10 и 15, синхронно устанавливаются в горизонтальное положение. После чего производится горизонтальный крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 5 или дифференциальным изменением тяги левого и правого винта 10. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей 17 и 9.After vertical take-off and climb to switch to airplane flight mode, the wheels 20 and 21 and the three rotary annular channels 10 and 15 are removed, synchronously set to a horizontal position. After that, a horizontal cruise flight is performed, in which the directional control is provided by rudders 5 or by differential variation of the thrust of the left and right propeller 10. Longitudinal and lateral control can be carried out by deflecting the steering surfaces 17 and 9, respectively.

Таким образом, многоцелевой СВВП, имеющий интегральную компоновочную схему, выполнен в плане в виде летающего крыла с изломами разновеликих консолей, соответственно обратной и прямой стреловидности. При этом последняя снабжена возможностью отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд излома консолей обратной стреловидности как на отрицательные, так и положительные углы, позволяющие изменять необходимую устойчивость и достаточный прирост подъемной силы соответственно при крейсерском полете и полете СВВП вблизи земли. Это улучшает эксплуатационные возможности СВВП и обеспечивает его использование как вертолета, так и самолета, имеющего высокие аэродинамические качествами и взлетно-посадочные характеристики. Избыточная тяговооруженность, создаваемая двухдвигательной силовой установкой и тандемное расположение по схеме 2+1 соответственно передних по бокам и заднего вдоль продольной оси фюзеляжа кольцевых каналов с винтами, позволяют среди СВВП такого класса улучшить управление на переходных режимах полета и повысить безопасность. При этом расположение толкающих соосных винтов в заднем кольцевом канале, расположенном вдоль продольной оси фюзеляжа, уменьшает индуктивное сопротивление системы винт-крыло и улучшает обтекание носовой части фюзеляжа, включая его уплощение и стреловидного наплыва консолей обратной стреловидности летающего крыла W-образной формы в плане. Использование крыла такой конфигурации в сочетании с боковыми кольцевыми каналами, обладающими несущими свойствами переднего горизонтального оперения, позволяет повысить аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, а также обеспечить способность сохранять устойчивость и управляемость на малых скоростях и на критических углах атаки. Кроме этого объединение аэродинамических обводов в единую интегральную конструкцию планера и выполнение его в виде летающего крыла обратной стреловидности с ламинизированным профилем, предопределяет возможность увеличения критической скорости дивергенции крыла и уменьшения на 20-30% лобового сопротивления, что создает возможность достижения максимальной скорости СВВП на самолетных режимах полета до 950 км/час. Очевидно то, что выполнив планер такого СВВП с использованием радиопоглощающих материалов и расположив панели планера не под прямым углом к направлению распространения электромагнитных импульсов, это позволит реализовать возможность его малозаметности в тепловом, радиолокационном и визуальном диапазонах.Thus, a multi-purpose VTOL aircraft with an integrated layout is made in plan in the form of a flying wing with kinks of different-sized consoles, respectively, reverse and direct sweep. At the same time, the latter is equipped with the possibility of deviation in the vertical plane relative to the chords of the kinks of the cantilevers of the reverse sweep to both negative and positive angles, which allow changing the necessary stability and a sufficient increase in lifting force, respectively, during cruising and VTOL flights near the ground. This improves the operational capabilities of the VTOL aircraft and ensures its use as a helicopter and an aircraft having high aerodynamic qualities and takeoff and landing characteristics. The excessive thrust-weight ratio created by a twin-engine power plant and the tandem arrangement according to the 2 + 1 scheme, respectively, of the front channels on the sides and the rear along the longitudinal axis of the fuselage with screws, allow among the VTOL aircraft of this class to improve transient flight control and increase safety. At the same time, the location of the pushing coaxial screws in the rear annular channel located along the longitudinal axis of the fuselage reduces the inductive resistance of the screw-wing system and improves the flow around the nose of the fuselage, including its flattening and the swept swath of the cantilevers of the reverse sweep of the W-shaped flying wing in the plan. The use of a wing of this configuration in combination with lateral annular channels, which have the bearing properties of the front horizontal tail, can increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, as well as provide the ability to maintain stability and controllability at low speeds and at critical angles of attack. In addition, the combination of aerodynamic contours into a single integrated airframe design and its implementation in the form of a flying backward sweep wing with a laminated profile determines the possibility of increasing the critical speed of wing divergence and reducing drag by 20-30%, which makes it possible to achieve maximum VTOL speed in airplane modes flight up to 950 km / h. Obviously, having performed such a VTOL glider using radar absorbing materials and placing the glider panels not at right angles to the direction of propagation of electromagnetic pulses, this will make it possible to realize its stealth in the thermal, radar and visual ranges.

Дополнительными задачами по использованию многоцелевого СВВП, имеющего возможность осуществления как вертолетных, так и самолетных режимов полета у земли при его минимальной скорости до 100 км/час, могут быть поисково-спасательные операции, доставка в район аварии спасательных партий, аварийного оборудования, оказание помощи и спасение с морских судов и эвакуация населения при стихийных бедствиях на побережье водоемов, а также патрулирование территориальных вод и охрана экономической зоны.Search and rescue operations, delivery of rescue parties, emergency equipment, assistance, and assistance to the area of the accident can be additional tasks for using multi-purpose VTOL aircraft that can perform both helicopter and aircraft flight modes near the ground at its minimum speed of 100 km / h. rescue from sea vessels and evacuation of the population during natural disasters on the coast of water bodies, as well as patrolling territorial waters and protecting the economic zone.

Claims (1)

Многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки, содержащий моноплан с расположенными тандемом крыльями, имеющими по меньшей мере три поворотных винта в каналах, оснащенные узлами поворота и создающие вертикальную тягу и при соответствующем отклонении горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задний связаны соединительными валами с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей по меньшей мере два главных двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа на верхней части заднего крыла и расположенные в конце хвостовой части, вертикальное оперение и шасси убирающееся, трехопорное, с носовой и главными опорами, отличающийся тем, что он выполнен по схеме летающего крыла W-образной формы в плане, имеет по обе стороны от продольной оси фюзеляжа точки пересечения, образуемые передней кромкой разновеликих консолей крыла соответственно обратной и прямой стреловидности, размещенные вдоль поперечной оси горизонтальных ребер жесткости передних кольцевых каналов, на расстоянии, обеспечивающем свободный поворот последних в V-образных в плане изломах крыла, образованных передней кромкой консолей обратной стреловидности и боковыми сторонами ромбического в плане наплыва, большая диагональ которого расположена соосно продольной оси фюзеляжа, меньшие консоли крыла прямой стреловидности выполнены с возможностью их отклонения в вертикальной плоскости относительно хорд изломов консолей крыла обратной стреловидности, как на положительные, так и отрицательные углы, задняя часть крыла, расположенная между гондолами и образованная задней кромкой консолей обратной стреловидности, выполнена в виде усеченного в плане треугольника, оснащенного сегментно-образным проемом, хорда которого размещена на усеченной стороне последнего и выполнена равновеликой наружному диаметру заднего кольцевого канала, смонтированного в проеме и снабженного на выходе и входе соответственно трапециевидной формы в плане рулевой поверхностью, боковые стороны которой выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности и соответствующим по площади сегментно-образным элементом крыла, перекрывающим при создании его винтами горизонтальной тяги ответную часть проема, при этом его высота необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала определяется из соотношенияA multi-purpose vertical take-off and landing aircraft, comprising a monoplane with tandem-mounted wings, having at least three rotary screws in the channels, equipped with turning units and creating vertical thrust and, if appropriate, horizontal thrust, and equipped with screw reducers in their center on horizontal stiffeners, of which the front and rear are connected by connecting shafts with two intermediate T-shaped gearboxes driven by a power plant, including at least two main pivots mounted in gondolas on both sides of the longitudinal axis of the fuselage on the upper part of the rear wing and located at the end of the tail, vertical tail and retractable landing gear, tricycle, with bow and main supports, characterized in that it is made according to the scheme of the flying wing W- shaped in plan, has intersection points on both sides of the longitudinal axis of the fuselage, formed by the leading edge of the different-sized wing consoles, respectively, of the reverse and forward sweep, placed along the transverse axis of horizontal a stiffener for the front annular channels, at a distance that allows the latter to rotate freely in the wing-shaped V-shaped kinks formed by the leading edge of the reverse sweep consoles and the rhombic lateral sides of the influx, the larger diagonal of which is aligned with the longitudinal axis of the fuselage, the smaller wing sweep consoles made with the possibility of their deviation in the vertical plane relative to the chords of the kinks of the consoles of the wing of the reverse sweep, both positive and negative angles, the rear part of the wing located between the nacelles and formed by the trailing edge of the reverse sweep consoles is made in the form of a truncated triangle equipped with a segment-shaped opening, the chord of which is placed on the truncated side of the latter and has the same outer diameter of the rear annular channel mounted in the opening and provided at the exit and entrance, respectively, in a trapezoidal shape in terms of a steering surface, the sides of which are made in the form of a continuation of the trailing edge of the console swept area and the corresponding segment of the wing-shaped element, while creating overlapping its horizontal thrust screws mating opening, while its height required for free rotation of the rear annular channel defined by the relation H=D/2+b-z, мм,H = D / 2 + b-z, mm, где Н - высота сегментно-образного проема необходимая для свободного поворота заднего кольцевого канала, но не менее H=D/2, мм;where H is the height of the segment-shaped opening necessary for the free rotation of the rear annular channel, but not less than H = D / 2, mm; D - наружный диаметр заднего кольцевого канала;D is the outer diameter of the rear annular channel; b - расстояние от торца выхода заднего кольцевого канала до поперечной горизонтальной оси его поворота;b is the distance from the exit end face of the rear annular channel to the transverse horizontal axis of rotation; z - установочная величина зазора между задней кромкой крыла и торцом выхода заднего кольцевого канала, но не менее z=0 и не более z=b соответственно при максимальном и минимальном сближении линии вертикальной тяги винтов с центром масс.z is the installation value of the gap between the trailing edge of the wing and the exit end face of the rear annular channel, but not less than z = 0 and not more than z = b, respectively, with the maximum and minimum approximation of the vertical line of propeller thrust with the center of mass.